[發(fā)明專(zhuān)利]基準(zhǔn)流場(chǎng)激波形狀可控的強(qiáng)幾何約束下的乘波體設(shè)計(jì)方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201910019317.2
• 申請(qǐng)日: 2019-01-09
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN109677630B
• 公開(kāi)（公告）日: 2021-04-06
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 俞凱凱;徐驚雷;黃帥
• 申請(qǐng)（專(zhuān)利權(quán)）人: 南京航空航天大學(xué)
• 主分類(lèi)號(hào): B64F5/00
• 分類(lèi)號(hào): B64F5/00
• 代理公司: 南京瑞弘專(zhuān)利商標(biāo)事務(wù)所(普通合伙) 32249
• 代理人: 梁天彥

本發(fā)明公開(kāi)了一種基準(zhǔn)流場(chǎng)激波形狀可控的強(qiáng)幾何約束下的乘波體設(shè)計(jì)方法，包括以下步驟：(1)根據(jù)飛行器的總體尺寸要求設(shè)定乘波體的長(zhǎng)度和寬度，并設(shè)定基準(zhǔn)流場(chǎng)的基準(zhǔn)圓半徑；(2)任意定義基準(zhǔn)流場(chǎng)中的激波形狀，激波類(lèi)型可以根據(jù)實(shí)際情況設(shè)定；(3)結(jié)合激波形狀、啟動(dòng)三角形、以及來(lái)流條件，利用特征線(xiàn)法計(jì)算出得到波后流場(chǎng)以及生產(chǎn)該激波形狀的型面；(4)在得到的波后流場(chǎng)中，采用流線(xiàn)追蹤法獲取乘波體的前緣曲線(xiàn)、上表面型線(xiàn)和下壓縮面，得到待設(shè)計(jì)的乘波體。本發(fā)明通過(guò)在超聲速來(lái)流中形成指定激波形狀的型線(xiàn)生成方法，改變基準(zhǔn)流場(chǎng)的激波形狀，實(shí)現(xiàn)嚴(yán)格控制乘波體幾何尺寸的目的，同時(shí)提升了乘波體高升阻比等氣動(dòng)性能。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于高超聲速飛行器領(lǐng)域，具體涉及一種基準(zhǔn)流場(chǎng)激波形狀可控的強(qiáng)幾何約束下的乘波體設(shè)計(jì)方法。

背景技術(shù)

乘波體是一種適宜高超聲速飛行的流線(xiàn)形結(jié)構(gòu)的飛行器，其所有的前緣都具有附體激波，乘波體飛行時(shí)其前緣平面與激波的上表面重合，依靠激波的壓力產(chǎn)生升力，乘波體飛行器不用機(jī)翼產(chǎn)生升力，而是靠激波壓縮產(chǎn)生升力而飛行。乘波體是高超聲速巡航飛行器重要的前體部件，由于其優(yōu)異的升阻比性能，已經(jīng)成為高超聲速巡航飛行器的較為理想的氣動(dòng)布局方案選擇。為了滿(mǎn)足飛行器的總體尺寸以及性能需求，乘波體的長(zhǎng)度必須受到嚴(yán)格限制，且在任何約束情況下仍要保持優(yōu)異的性能。乘波體飛行過(guò)程中，激波的產(chǎn)生和形狀，均會(huì)對(duì)乘波體的空氣動(dòng)力產(chǎn)生很大影響，影響乘波體的升阻比。

現(xiàn)有主流乘波體的設(shè)計(jì)方法主要分為錐導(dǎo)乘波體設(shè)計(jì)方法和密切乘波體設(shè)計(jì)方法，這兩種方法都能獲得較好的性能，但在乘波體幾何參數(shù)的控制上較薄弱。隨著乘波體逐步向?qū)嶋H工程應(yīng)用推進(jìn)，乘波體的設(shè)計(jì)由單獨(dú)考慮升阻比性能，已經(jīng)逐步過(guò)渡到升阻比、容積率和熱防護(hù)等多目標(biāo)優(yōu)化，對(duì)乘波體的幾何參數(shù)要求越來(lái)越嚴(yán)格，因此，需要研究出一種能控制乘波體幾何尺寸并能保持優(yōu)異氣動(dòng)性能的乘波體設(shè)計(jì)方法。

發(fā)明內(nèi)容

發(fā)明目的：為了克服現(xiàn)有技術(shù)中存在的不足，本發(fā)明提供一種基準(zhǔn)流場(chǎng)激波形狀可控的強(qiáng)幾何約束下的乘波體設(shè)計(jì)方法，其通過(guò)在超聲速來(lái)流中形成指定激波形狀的型線(xiàn)生成方法，改變基準(zhǔn)流場(chǎng)的激波形狀，實(shí)現(xiàn)嚴(yán)格控制乘波體幾何尺寸的目的，同時(shí)提升了乘波體高升阻比等氣動(dòng)性能。

技術(shù)方案：為實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明采用如下技術(shù)方案：

一種基準(zhǔn)流場(chǎng)激波形狀可控的強(qiáng)幾何約束下的乘波體設(shè)計(jì)方法，其特征在于，包括以下設(shè)計(jì)步驟：

步驟(1)、根據(jù)飛行器的總體尺寸要求設(shè)定乘波體的長(zhǎng)度和寬度，并設(shè)定基準(zhǔn)流場(chǎng)的基準(zhǔn)圓半徑；

步驟(2)、任意定義基準(zhǔn)流場(chǎng)中的激波形狀，激波類(lèi)型可根據(jù)實(shí)際條件設(shè)定；

步驟(3)、結(jié)合步驟(2)中定義的激波形狀、啟動(dòng)三角形、以及來(lái)流條件，利用特征線(xiàn)法計(jì)算出得到波后流場(chǎng)以及生產(chǎn)該激波形狀的型面，啟動(dòng)三角形根據(jù)已知超聲速來(lái)流條件確定；

步驟(4)、在步驟(3)計(jì)算出得到的波后流場(chǎng)中，采用流線(xiàn)追蹤法獲取乘波體的前緣曲線(xiàn)、上表面型線(xiàn)和下壓縮面，進(jìn)一步得到待設(shè)計(jì)的基準(zhǔn)流場(chǎng)激波形狀可控的強(qiáng)幾何約束下的乘波體。

作為優(yōu)選，所述步驟(2)中的激波形狀根據(jù)乘波體的長(zhǎng)度和寬度、以及基準(zhǔn)流場(chǎng)的基準(zhǔn)圓半徑確定。

作為優(yōu)選，所述步驟(3)中采用的特征線(xiàn)法包括如下特征線(xiàn)方程：

其中，x和y表示二維笛卡爾坐標(biāo)，λ_±表示特征線(xiàn)C_±的斜率，λ₀表示特征線(xiàn)C₀的斜率，u和v分別表示沿x和y方向的速度分量，θ表示流動(dòng)角，α表示馬赫角；

相容性方程包括：

ρVdV+dp＝0

dp-a²dρ＝0